ustoychivost_i_upravlyaemost_samoleta

Величина этого момента зависит главным образом от величины подъемной силы оперения, так как плечо Lг.o. можно считать постоянной величиной. Величина подъемной силы Yг.o. зависит от угла атаки горизонтального оперения (за который принимают угол атаки стабилизатора) и от профиля, который меняется при повороте руля высо ты. Следовательно, мом ент горизонтального оперения зависит от угла атаки стабилизатора и угла о тклонения руля высоты .

Углом атаки стабилизатора называется угол между хор дой стабилизатора и направлением набегающего на него потока. Хорда стабилизатора не параллельна хорде крыла и составляет с ней угол

Но это еще не полный уго л. Под действием крыла воздушный поток о тклоняется от своего на правления вниз на некоторый угол , называемый углом скоса потока. Следовательно , угол атаки стабилизатора, т. е. горизонтального оперения, получается путем вычитания угла скоса воздушного по тока

из угла СТ .

Рис. 16 Момент горизонтального оперения

Рис. 17 Изменение момента горизонтального оперения в зависимости от угла атаки и угла отклонения руля высоты

(Ошибка! Неизвестный аргумент ключа.) по дъемная сила оперения будет равна нулю и никакого момента не по лучится.

Если летчик о тклонит руль высоты вниз (Ошибка! Неизвестный аргумент ключа., а) на

некоторый угол (дельта), то это будет равносильно увеличению угла атаки стабилизатора и вызовет появление подъемной силы, направленной ввер х, и момент ее будет пикирующим. Если же летчик отклонит руль высоты ввер х (Ошибка! Неизвестный аргумент ключа., а-2), то э то вызовет появление по дъемной силы, направленной вниз, и момент ее бу дет кабрирующим.

Когда угол атаки стабилизатора положительный, то при нейтральном положении руля высоты (Ошибка! Неизвестный аргумент ключа. , б) подъемная сила будет направлена ввер х и момент ее будет

У самолетов Як-52 и Як-55 действие струи от воздушного винта на горизонтальное оперение создает кабрирующий момент.

Далее рассмотрим действие продо льных моментов на балансировку самолета.

Так, например, самолет Як-52 имеет вер хнюю децентрацию тяги силовой установки, что приво дит к созданию пикирующего момента, ко торый по своему значению больше кабрирующего момента, возникающего от действия струи воздушного винта на горизонтальное оперение. Поэтому при включении двигателя самолет будет стремиться уменьшить угол атаки. Для противодействия этому необходимо создать рулем высоты добавочный кабрирующий момент, т. е. взять ручку управлени я на себя и так держать ее во время всего полета на данном режиме работы двигателя.

При выключении двигателя пикирующий момент от тяги воздушного винта и кабрирующий момент руля высоты исчезают, но добавочный кабрирующий момент руля высоты остается, и под действием его самолет увеличит угол атаки (если летчик своевременно не отклонит ручку управления от себя). При внезапном исчезновении силы тяги (о тказ двигателя), особенно на подъеме, такая ошибка летчика

может привести к резкому уменьшению скорости и свал иванию в штопор.

УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА

ПРОДОЛЬ НАЯ У СТОЙЧ ИВОСТЬ САМОЛЕТА

Продольной устойчивостью самолета называется способность его со хранять заданный режим полета и возвращаться к нему после воздействия на самолет внешних возмущений, нарушающих исхо дное равновесие сил и моментов в плоскости симметрии самолета.

Аэродинамические силы и моменты в продольном движении самолета определяются углом атаки и скоростью самолета при полете . Поэтому, для суждения об изменении аэродинамических сил и моментов при нарушении балансировки необ ходимо знать величину изменения угла атаки и скорости полета.

Продольное возмущенное движение самолета можно представить как комбинацию короткопериодического движения (вращения вокруг поперечной оси) и длиннопериодического движения (изменение угла атаки). Скорость при этом можно считать практически постоянной. То лько с течением времени она начнет изменяться, при э том в зависимости о т колебания скорости у гол атаки также может изменять свою величину, но его изменение будет играть уже подч иненную роль.

Свойство самолета быстро изменять уго л атаки и сравнительно медленно скорость полета позволило рассматривать два вида продольной устойчивости самолета : устойчивость по перегрузке, устойчивость по скорости.

Устойчивость по перегрузке проявляется в начале возмущенного движения. Как показывает летная практика, быстрое восстановление угла атаки и перегрузки обеспечивает безопасность полета и сравнительную быстроту управления самолетом. Особенно это характерно для самолетов Як -52 и Як-55, имеющих большие рулевые повер хности.

Устойчивость по скорости проявляется медленно и может быть выявлена изменением скорости, если летчик длительное время не вмешивается в управление самолетом.

ПРОДОЛЬ НАЯ СТАТИЧ ЕСКАЯ У СТОЙЧ ИВОСТЬ ПО ПЕРЕГРУЗКЕ

Продольная статическая устойчивость по перегрузке - это способность самолета создавать статические моменты, направленные на восстановление исхо дного угла атаки (перегрузки).

Из определения следует, что устойчивый по перегрузке самолет имеет стремление в первый момент после возмущения восстановить угол атаки н прямолинейность полета -движения.

Выясним условия, при которых самолет будет устойчив по перегрузке ( Ошибка! Неизвестный аргумент ключа.). При случайном увеличении угла атаки (например, при воздействии вер тикального порыва ветра) возникает неуравновешенная подъемная сила Y, приложенная в фокусе самолета. Дальнейшее поведение самолета бу дет зависеть о т взаимного расположения фокуса и центра тяжести.

При расположении фокуса позади центра тяжести самолета увеличен ие угла атаки приво дит к появлению стабилизирующего момента (пикирующего), под действием которого возникший во время

возмущения дополнительный угол атаки уменьшается и самолет стремится вернуться в исхо дный режим. В этом случае самолет в продольном отно шении статически устойчив по перегрузке. Это характерно для Як-52 и Як-55.

При расположении фокуса впереди центра тяжести самолета увеличение угла атаки приводит к появлению дестабилизирующего (кабрирующего) момента, по д действием которого дополнительный у гол

атаки возрастает еще больше . Самолет бу дет увеличивать уго л атаки и перегрузку до выхода на режим сваливания. В э том случае самолет в продо льном отношении неустойчив по перегрузке.

Таким образом, условием продольной статической устойчивости самолета по перегрузке является условие расположения фокуса самолета позади его центра тяжести.

Рис. 19 К о бъяснению продольной статической усто йчивости самолета по перегрузке

Как видно из Ошибка! Неизвестный аргумент ключа., величина неуравновешенного стабилизирующего момента пропорциональна расстоянию между фокусом и центром тяжести самолета:

X F X T 0, т. е. когда центр тяжести совпадает с фокусом, самолет становится нейтральным.

Центровка, при которой центр тяжести самолета совпа дает с фокусом самолета, называется

нейтральной или критической.

Разность между нейтральной центровкой (фокусом) и фактической центровкой X F X T называется запасом центровки или запасом продольной статической усто йчивости по перегрузке.

Если центровка самолета больше нейтральной, то самолет становится неустойчивым по перегрузке, что недопустимо. Поэтому при всех вариантах загрузки центр тяжести самолета должен находиться впереди фокуса, т. е. самолет должен иметь некоторый минимальный запас центровки на устойчивость, исходя из которого назначается предельно задняя и предельно передняя эксплуатационные центровки.

Предельно задняя эксплуатационная центровка выбирается из условия, чтобы запас устойчивости по перегрузке был достаточным (3...4 % САХ для маневренных самолетов, а для учебных и тяжелых самолетов - не менее 10% САХ).

У самолета Як-52 предельно допустимая задняя центровка составляет 25 % САХ, а предельно передняя допустимая центровка -17% САХ. У самолета Як-55 предельно передняя допустим ая эксплуатационная центровка составляет 27% САХ, предельно задняя -31,5% СА Х (в тренировочном варианте) и соответственно 25% САХ и 31,5% САХ в перегоночном варианте.

Результатами летных испытаний рассматриваемых самолетов установлено, что продо льная статическая устойчивость по перегрузке во всем диапазоне скоростей и высот полета, с зажатой и свободной ручкой управления, хорошая.

Запас статической устойчивости по перегрузке при зафиксированном управлении составляет для обоих самолетов в среднем не менее 10 %.

При освобожденном управлении (ручка брошена) запас статической устойчивости самолетов Як -52 и Як-55 по перегрузке меньше (на 3...5 % САХ), чем при зафиксированном управлении (ручка управления зажата ).

Это объясняется тем, что при случайном изменении угла атаки крыла свободный руль управления устанавливается по потоку и не участвует в создании приращения подъемной силы горизонтального оперения, величина ко торого уменьшается. Поэтому уменьшается сдвиг аэродинамического фокуса назад.

При увеличении скорости полета по прибору более 360 км/ч нейтральная центровка (фокус) увеличивается на 2...3 % СА Х, ч то повышает запас продольной статической устойчивости по перегрузке.

Это увеличение объясняется следующим. С ростом скорости полета по прибору при случайном возрастании угла атаки увеличиваются изгибающие деформации фюзеляжа, при э том вер хняя его часть укорачивается, а троса управления рулем высоты своей длины не изменяют. Э то приво дит к о тклонению

Продольная динамическая устойчивость самолета или характер продольного короткопериодического движения определяется соотношением между статическими и динамическими моментами.

В зависимости от степени деформирования продольное короткопериодическое движение может иметь апериодический или чаще периодический (ко лебательный) характер. При слабом деформировании колебания самолета буду т зату хать медленно и по требуется много времени для восстановления равновесия.

Но и при чрезмерно большом демпфировании или недостаточной статической устойчивости самолета возвращение в состояние равновесия также затягивается, хо тя колебаний не будет.

Продольная динамическая устойчивость самолета характеризует коэффициент зату хания продольных ко лебаний.

Рис. 20 . Характеристики продольной динамической устойчивости самолетов Як -52 и Як-55 с зажатой ручкой управления

Рассмотрим характеристики короткопериодического движения самолетов Як-52 и Як-55 в горизонтальном полете на высо те Н=500 м с зажатой ручкой управления при следующих данных самолетов:

Як-52 - G=1290 кгс , центровка 25% САХ;

Як-55 - центровка 25% СА Х, G=870 кгс (Рис. 20).

Из графиков рисунка видно, ч то в диапазоне скоростей полета о т 150 до 360 км/ч зату хание колебаний на по ловину уменьшается. Э то определяет достаточно хорошую динамическую устойчивость самолетов Як-52 и Як-55.

Приведенные характеристики короткопериодического движения позво ляют сделать вывод о том, что длительный горизонтальный полет на самолетах Як -52 и Як-55 во всем диапазоне скоростей и высот не утомителен.

Но вследствие малого веса самолетов в сильную ”бо лтанку” летчику прихо дится прикладывать определенные усилия для у держания самолета в заданном режиме полета.

ПРОДОЛЬ НАЯ У СТОЙЧ ИВОСТЬ ПО СКОРОСТИ

Устойчивостью по скорости называется способность самолета восстанавливать скорость полета и угол наклона траектории исхо дного режима.

Самолет, обладающий устойчивостью по перегрузке и удовлетворительными демпфирующими свойствами, при нарушении равновесия сравнительно быстро прекращает короткопериодическое колебательное движение. В процессе этого движения самолет восстанавливает угол атаки и перегрузку (прямолинейность движения) исхо дного режима, но не восстанавливает исхо дный уго л наклона траектории и тангажа. Поэтому дальнейшее протекание возмущенного движения называется большим (длиннопериодическим) движением. Оно связано со значительными отклонениями самолета от траектории исходного - установившегося полета и сопровождается изменением скорости и высоты. Совершенно ясно, что интерес представляет начальная тенденция самолета , т. е. как он реагирует на изменение скорости сразу после устранения возмущений.

Тенденция самолета к восстановлению исходных значений скорости и угла наклона траектории называется статической устойчивостью по скорости.

Всякое изменение скорости полета из-за действия какой -либо случайной причины сопровождается изменением аэродинамических сил и моментов. Если при увеличении скорости полета подъемная сила

увеличивается, то появляется неуравновешенный избыток ее Y, траектория движения искривляется ввер х. Это ведет к уменьшению скорости.

Уменьшение скорости у статически устойчивых самолетов Як-52 и Як-55 сопровождается уменьшением подъемной силы и, следовательно, искривлением траектории его полета вниз. При снижении скорость полета увеличивается.

Таким образом, условием статической устойчивости самолета по скорости является увеличение подъемной силы при увеличении скорости, и наоборот, т. е. критерием устойчивости по скорости может

неустойчив по скорости.

Статическая устойчивость самолета по скорости является необ ходимым, но недостаточным условием возвращения самолета к исхо дной скорости полета, так как она определяет то лько начальную тенденцию в движении самолета при нарушении его равновесия.

Изменение скорости по лета , как правило, сопровождается и изменением угла атаки, поэтому под устойчивостью по скорости фактически по дразумевается устойчивость режима по лета , т. е. стремление самолета восстановить не только скорость, но и уго л атаки исхо дного режима полета.

На устойчивом по скорости самолете увеличение скорости полета сопровождается приростом подъемной силы. Следовательно, если летчик увеличит скорость полета, то для со хранения прямолинейного горизонтального полета он бу дет вынужден уменьшить уго л атаки отклонением ручки управ ления от себя, что вызовет увеличение давящего усилия.

Таким образом, об устойчивости самолета по скорости летчик может су дить по изменению усилий на ручке управления или по отклонению руля высоты с изменением скорости при со хранении режима прямолинейного полета.

Балансировочная диаграмма В (V) (Рис. 21) позволяет су дить о продо льной статической устойчивости самолета фиксированном (зажатом) управлении.

Рис. 21 К о бъяснению продольной статической усто йчивости самолетов по скорости при зафиксированном управлении

Рис. 22 К о бъяснению продольной статической усто йчивости по скорости при свободном управлении

Допустим, сбалансируем самолет Як -52 на скорости 200 км/ч при работе двигателя на I номинале,

устранения необ ходимо отклонить руль высо ты вниз на величину 0 В1 , но так как руль высоты зафиксирован в нейтральном положении, то под действием уменьшения момента самолет перейдет на кабрирование, скорость полета будет уменьшаться, стремясь к исхо дному значению. При уменьшении скорости до значения V2 для балансировки самолета необ хо димо было бы отклонить руль высо ты ввер х на

величину 0 В2 ,, но так как он зафиксирован, то самолет перехо дит на снижение, скорость полета увеличивается. Следовательно, и в том и в другом случае, если наклон балансировочной диаграммы по

летчика восстановить заданную скорость, т. е. он статически устойчив по скорости при фиксированном управлении.

Балансировочная диаграмма PВ(V) (Ошибка! Неизвестный аргумент ключа. ) позволяет су дить о продольной статической устойчивости самолета по скорости при освобожденном управлении (ручка управления брошена).

Сбалансируем самолет Я к-52 триммером на скорости горизонтального полета 200 км/ч при работе двигателя на I номинале. При этом РВ = 0 при освобожденном управлении. При увеличении скорости полета до V1 для балансировки самолета необ ходимо приложить к ручке управления давящее усилие Рак но, так как ручка освобождена, она будет перемещаться в направлении к летчику - руль высоты отклонится ввер х, самолет перейдет на кабрирование, скорость будет уменьшаться, стремясь к заданной.

При уменьшении скорости для балансировки самолета необ ходимо приложить тянущее усилие , но так как ручка управления освобождена, то она будет перемещаться в направлении о т летчика, руль высоты отклонится вниз самолет перейдет на снижение, скорость будет увеличиваться. Следовательно, из вышесказанного можно сделать выво д: если самолет сбалансирован и наклон балансировочной диаграммы

Таким образом, в эксплуатационном диапазоне скоростей полета самолеты Як-52 и Як-55 статически устойчивы по скорости и по перегрузке .

ПОПЕРЕЧНАЯ БАЛАНСИРОВКА.

ВЛИЯНИЕ РЕАКЦИИ ВРАЩЕНИЯ ВОЗДУ ШНОГО ВИНТА НА ПОПЕРЕЧ НУЮ БАЛАНСИРОВКУ

Поперечной балансировкой самолета называется такое его состояние , когда действующие на

самолет силы не вызывают вращение самолета вокруг продольной оси X. Для поперечной балансировки в прямолинейном полете необ хо димо равновесие кренящих моментов, т. е. чтобы сумма моментов относительно оси Х была равна нулю: У винтовых самолетов Як -52 и Як-55 нет аэродинамической симметрии. Происхо дит это отто го, что в полете под влиянием работы силовой установки возникает правый кренящий момент, который прихо дится уравновешивать. Рассмотрим указанное влияние силовой установки.

Рис. 23 Реактивный момент воздушного винта и уравновешивание его методом отклонения элеронов

Влияние реакции вращения воздушного винта на поперечную балансировку . Сила тяги рассматриваемых самолетов лежит в плоскости симметрии и, следовательно, не нарушает поперечного равновесия.

Но вследствие вращения воздушного винта влево (по направлению полета ) самолет нахо дится по д действием правого кренящего момента, направленного в сторону, обратную вращению воздушного винта.

Этот момент называется реактивным , или реакцией вращения воздушного винта - МР В. При вращении воздушно го винта его лопасти, оказывая давление на воздушный по ток, сами испытывают со стороны последнего такое же воздействие, которое можно представить в виде реактивной пары сил. Так как воздушный винт конструктивно связан с самолетом, то реактивный момент, передаваясь чер ез двигатель на

самолет, заставляет его крениться в сторону, обратную вращению. Следовательно, при левом вращении воздушного винта по д действием реактивного момента воздушно го винта самолет будет иметь стремление крениться на правое крыло.

Реакцию вращения воздушно го винта можно уравновесить пу тем отклонения элеронов ( Рис. 23), опустив правый элерон и подняв левый (ручка управления отклоняется влево). Э тим самым достигается равновесие.

На самолетах Як-52 и Як-55 э тот момент компенсируется отклонением фиксированных триммеров, установленных на элеронах. Эти триммеры представляют собой небольшие дюралевые пластины, ко торые прикреплены к ободу э леронов. Отгибая триммеры в сторону, обратную вращению, тем самым достигается

отклонение элеронов на расчетном режиме и снятие нагрузки на ручке управления. Как правило, расчетный режим соответствует скорости полета 250 км/ч. Данные триммеры называются компенсирующими,

снимающими шарнирный момент.

Другой способ уравновешивания реактивного момента во здушного винта состоит в том, что угол установки то го полукрыла, на которое самолет кренится, делают чуть больше. Вследствие этого на всех

режимах по лета уго л атаки э того полукрыла будет равен . Следовательно, будет больше и его подъемная сила. За счет разницы в величине по дъемных сил полукрыльев образуется момент относительно оси X, который и уравновешивает реакцию вращения воздушного винта. На планировании, когда реакции вращения воздушного винта нет, самолет, естественно, валится на то полукрыло, угол установки ко торого меньше, и летчику прихо дится уравновешивать самолет о тклонением элеронов. Данный способ на самолетах Я к-52 и Я к-55 не применяется.

ПУТЕВАЯ БАЛАНСИРОВКА. ВЛИЯНИЕ ВОЗДУШНОЙ СТРУИ ОТ ВИНТА НА ПУТЕВУЮ БАЛАНСИРОВКУ

Путевой балансировкой самолета называется такое его состояние, когда действующие на самолет силы не вызывают вращения самолета вокруг оси Y. Для путевой балансировки необ ходимо равновесие заворачивающих моментов, т. е. ч тобы сумма моментов относительно оси Y была равна ну лю:

У самолета путевое равновесие само собой не создается. Происхо дит это оттого, ч то в полете под влиянием работы силовой установки возникает заворачивающий момент, который прихо дится уравновешивать путем нарушения аэродинамической симметрии самолета. На планировании нарушенная симметрия дает себя знать, и летчику прихо дится создавать уравновешивающий момент.

Влияние струи от воздушного винта на путевую балансировку . В по лете самолет имеет тенденцию заворачивать в сторону, обратную вращению воздушного винта (т. е. с воздушным винтом левого вращения самолеты Як-52 и Я к-55 стремятся заворачивать вправо).

Причина возникновения заворачивающего момента заключается в том, что воздушная струя, отбрасываемая воздушным винтом и закручиваемая последним в сторону вращения, встречает на своем пути вер тикальное оперение и, оказывая на него давление , создает заворачивающий момент

М ZВ .О . (Ошибка! Неизвестный аргумент ключа.). Так как вер тикальное оперение всегда расположено выше оси фюзеляжа, то при воздушном винте левого вращения воздушная струя вращается влево, давление испытывает правая сторона оперения и самолет стремится завернуть вправо.

При воздушном винте правого вращения давление бу дет на левую сторо ну оперения и самолет будет заворачивать влево.

Рис. 24 Возник новение заворачивающего момента вследствие действия вращающейся струи воздушного винта на вертикальное оперение самолетов Як -52 и Як -55.

Уравновесить у казанный заворачивающий момент можно при помощи руля направления, о тклоняя его в сторону, обратную той, в которую самолет стремится заворачивать (для самолетов Як -52 и Як-55- влево).

Вертикальное оперение работает анало гично горизонтальному оперению, поэтому при о тклонении руля направления вер тикальное оперение окажется по д действием аэродинамической силы Z В.О., момент которой будет стремиться повернуть самолет во круг оси Y в сторону, обратную той, в ко торую направлен момент от действия струи воздушного винта. В полете летчик бу дет испытывать постоянное давление на педаль, что утомляет его. Для снятия усилий на педалях самолета, возникающих от аэродинамической силы ZВ.О, на руле направления устанавливают триммер.

На самолетах Як-52 и Як-55 установлен фиксированный триммер, представляющий собой небольшую дюралевую пластину, которая прикреплена к ободу руля направления. Отгибанием ее в сторону, обратную необходимого отклонения руля направления, снимается нагрузка с педалей управления самолетом. Данным фиксированным триммером уравновешивается шарнирный момент руля направления. Поэтому правильно будет называть ее компенсирующей пластиной .

ПОПЕРЕЧНАЯ, ПУТЕВАЯ И БОКОВАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА

Среди факторов, определяющих закономерности бокового движения, наибольшую роль играют характеристики поперечной и пу тевой устойчивости.

Поэтому каждому летчику для понимания всех особенностей поведения самолета необ хо димо представлять фактическую картину бокового движения и, в частности, сущность конкретного проявления поперечной и путевой устойчивости.

ПОПЕРЕЧ НАЯ УСТОЙЧ ИВОСТЬ САМОЛЕТА

Способность самолета без вмешательства летчика восстанавливать в полете первоначальное состояние поперечного равновесия называется поперечной устойчивостью.

Рассмотрим поведение самолета при случайном нарушении попере чного равновесия. Например, под воздействием вертикального порыва ветра на одно из по лукрыльев самолет начнет вращаться о тносительно оси X, т. е. крениться.

При вращении самолета вокруг продо льной оси происходит изменение углов атаки на полукрыльях: на опускающемся крыле углы атаки увеличиваются, а на поднимающемся - уменьшаются (Рис. 25). В результате подъемные силы по лукрыльев также изменят свои первоначальные величины : на поднимающемся подъемная сила УПОД будет меньше исхо дной, а на опускающемся больше , т. е.

действуя на плечо а, создаст тормозящий (демпфирующий) момент М Х.демпф, препятствующий дальнейшему увеличению угла крена. Однако демпфирующий момент действует то лько при вращении самолета относительно оси Х и как только вращение (кренение) прекращается, прекращается и действие этого момента. Поэтому восстановить исхо дное поперечное равновесие демпфирующий момент не может.

Демпфирующий момент равновесия не восстановит, о днако вращение самолета прекратится, и он останется накрененным на некоторый уго л (Рис. 26).

Рис. 25. Схема сил, действующих на самолет при его вращении относител ьно оси Х

Рис. 26 Восстановление поперечного равновесия при скольжении самолета

Накренившийся самолет начинает скользить на опущенное крыло под воздействием силы Z СК, составляющей силы веса и подъемной силы (см. Ошибка! Неизвестный аргумент ключа.). При полете самолета со скольжением характер обтекания полукрыльев и распределения давления на них изменяется. На опущенном полукрыле условия обтекания лучше, а на поднятом из-за аэродинамического затенения ху же, вследствие чего на опущенном пол у крыле подъемная сила создается большей величины, чем на поднятом

(Уоп > Упод).

Результирующая по дъемная сила У ’, как э то показано на Ошибка! Неизвестный аргумент ключа., сместится в сторону опущенного полукрыла и, действуя на плече а относительно центра тяжести, создаст восстанавливающий момент (МВОСТ), который после прекращения действия внешних сил прекратит свое действие . Таким образом, поперечная устойчивость обеспечивается самим крылом, но не за счет то лько крена, а и за счет возникающего при этом скольжения.

Величина восстанавливающего момента, степень статической поперечной устойчивости зависят о т площади крыла, угла поперечного V, стреловидности, удлинения крыла, от площади вер тикального оперения и т. д.

Рис. 27 . Влияние угла поперечного V на поперечную устойчивость самолета

Рассмотрим влияние упомянутых факторов на поперечную устойчивость самолета.

Площадь крыла сильно влияет на величину демпфирующего момента. При постоянной скорости и высоте полета в диапазоне летных углов атаки величина прироста подъемной силы У зависит только от

и площади крыла S.